Wyniki wyszukiwania - BazTech

Ograniczanie wyników

Powiadomienia systemowe

Sesja wygasła!
Sesja wygasła!
Sesja wygasła!

Znaleziono wyników: 2

Liczba wyników na stronie

Wyniki wyszukiwania

Wyszukiwano:
w słowach kluczowych: rocket technology

Sortuj według:

Ogranicz wyniki do:

Technologie kosmiczne w Instytucie Lotnictwa

Loroch L., Okniński A., Rarata G., Surmacz P., Kacprzak M., Krawczyk M., Cieśliński D., Sobczak K., Wolański P.

Przegląd Komunikacyjny

2018

R. 73, nr 1

29--33

Praca stanowi podsumowanie działalności Instytutu Lotnictwa w dziedzinie technologii kosmicznych. Artykuł zawiera przegląd osiągnięć historycznych, natomiast nacisk położono na najnowsze osiągnięcia. Opisano kluczowe projekty i przedstawiono zakres prac realizowanych przez Centrum Technologii Kosmicznych. Omówiono technologie rakietowe oraz satelitarne, w tym związane z teledetekcją satelitarną. Rozwój technologii kosmicznych ma istotne znaczenie dla bezpieczeństwa i funkcjonowania państwa, stąd strategia rozwoju Instytutu Lotnictwa kładzie na nie szczególny nacisk. W pracy opisano perspektywy dalszego wykorzystywania opracowanych technologii i możliwości z tym związane.

This paper gives a brief summary of the Institute of Aviation's activities in space technology. Review of historical achievements and latest developments are described. Scope of present work of Space Technology Center and key projects are discussed, that include rocket and satellite technologies. Importance of space technologies in lnstitute of Aviation's development strategy and their crucial role for safety and independence of the state is underlined. Possibilities and future use of the developed technologies are pointed out.

Analysis of heat transfer in a supersonic rocket head

Rosłowicz A., Bednarczyk P.

Prace Instytutu Lotnictwa

2017

Nr 1 (246)

79--94

Design of supersonic HI rocket by the Rocketry Group of Students' Space Association (SR SKA) requires an analysis of thermal phenomena occurring in the elements particularly exposed to the high temperature gas. This paper contains a description of the methodology and the results of numerical simulation of heat transfer in the elements of the rocket head. The starting points were the flight conditions (3 characteristic points defined by altitude and Mach number) and independently calculated adiabatic temperature field of the gas. ANSYS Fluent code was used to determine the temperature field on the surface of the rocket. Computed cases were viscous and inviscid flow (for comparison). Based on the results formulated for the viscous case heat transfer boundary conditions, the numerical model and the thermophysical properties of materials were defined. The model was limited to a brass top part of the head and a part of a composite dome. Analytical and empirical method of "intermediate enthalpy" determined distribution of the heat transfer coefficient on the rocket surface. Then the transient heat transfer was calculated with the ANSYS system. It included the range from the rocket launch, moment of maximum Mach number to sufficient structure cooling. The results of the analyses were conclusions relevant to the further development work. Excessive heating of composite structures during the flight has been shown.

Niniejszy artykuł zawiera opis metody oraz wyniki numerycznej symulacji wymiany ciepła w elementach głowicy rakiety. Punkt wyjścia stanowiły założone warunki lotu (3 punkty charakterystyczne określone przez wysokość i liczbę Macha) i wyznaczone niezależnie adiabatyczne pole temperatury gazu. Do wyznaczenia pola temperatur na powierzchni rakiety użyty został system ANSYS Fluent. Zostały' obliczone przypadki przepływał lepkiego i nielepkiego (dla porównania). Na podstawie wyników* dla przypadku lepkiego sformułowano warunki brzegowe wymiany ciepła, założenia modelu numerycznego. Model ograniczono do mosiężnej części noskowej i fragmentu kompozytowej kopułki. Metodą analityczno-empiryczną „średniej entalpii" (intermediate enthalpy) wyznaczono rozkład współczynnika przejmowania ciepła na powierzchni rakiety. Następnie dokonano obliczenia nieustalonej wymiany ciepła z wykorzystaniem systemu ANSYS. Obejmowały one zakres od startu rakiety, poprzez moment osiągnięcia maksymalnej liczby Macha, do wystarczającego schłodzenia konstrukcji. Efektem pracy było sformułowanie wniosków istotnych z punktu widzenia dalszych prac konstrukcyjnych, wykazano nadmierne ogrzewanie elementów kompozytowych w trakcie lotu.